某型飞机进气道测量耙研制

由于某型飞机设计定型试飞的需要,需在进气道流场中设计一个装有压力或温度传感器的参数测量装置（以下简称测量耙）。由于安装环境的特殊性,其结构设计的难度和要求是空前的。本文对该测量耙的设计条件和创新结构作了详细的叙述。该测量耙通过强度计算和振动试验考核后,最终获许装机使用,并顺利完成某型飞机设计定型试飞的测试任务。在其它型号飞机的试飞中,该进气道测量耙的结构设计也得到了广泛使用。     

基于相似原理的风车状态进口空气流量和内阻力估算方法

风车状态进口流量和内阻力是试飞安全评估中必须获取的重要信息。为评估燃烧室空中复燃能力和风车状态下飞机阻力,在1维管流理论基础上,结合流量连续原理,介绍了1种通过直接测量尾喷管出口马赫数、间接获取空气流量和内阻力的测量方案,并根据相似原理,将其推广应用至不同几何的发动机,发展了1种不依赖发动机部件特性,且适用于不同几何结构的涡喷/涡扇发动机通用的风车状态空气流量和内阻力估算方法。最后以GE公司的CF34-10A发动机为例,对其风车状态下的进口空气流量和内阻力进行了估算,估算结果与GE公司提供的风车状态数据吻合,满足工程需求。该方法对多发飞机起飞、爬升、着陆以及巡航阶段单发失效时的飞机阻力性能估算和风车起动研究具有重要意义。     

航空数字数据传输系统接口设计

随着机载电子设备向标准化、综合化发展 ,航空数字数据传输系统的设计越来越受关注 ,目前广泛采用ARINC42 9总线作为航空电子系统间信息传输的标准。文章介绍了两种总线接口芯片EF44 42、HS - 32 82 ,以及实现ARINC42 9通信的接口电路     

基于加速度计的旋转平台角加速度检测方法CSCD

角加速度是衡量转台动态性能的重要技术指标。以加速度计标定方法为理论依据,分析了利用加速度计对转台进行角加速度测量的可行性,并予以具体实现,解决了在特定条件下对角加速度测量的需要。     

飞行程序发布订阅服务Petri网建模分析

发布订阅服务是未来航行情报管理所面临的主要问题之一。利用UML建立了飞行程序发布订阅概念模型,刻画了系统需求和发布订阅的具体过程。建立了相应的Petri网模型,通过可达树分析和P不变量分析得出所建Petri网模型的有界性、守衡性和活性,从而证明了概念模型的正确性和有效性。     

螺旋桨拉力计算验证及参数敏感性分析

本文介绍了桨叶角法理论基础并给出了计算表达式,同时考虑了诱导速度和不同前进比的影响,在此基础上给出了螺旋桨拉力的计算步骤。以某型螺旋桨缩比模型风洞试验结果为基础,对桨叶角法进行了验证。同时针对螺旋桨拉力确定试飞所测量的关键参数进行敏感性分析与评估。计算及分析结果表明,桨叶角法能够准确地预测出不同工况下的螺旋桨拉力系数,满足工程应用要求,为后续某型螺旋桨拉力确定试飞提供了理论基础。     

深空探测器多次引力辅助转移轨道全局搜索

介绍行星引力辅助近似模型,包括近行星点无动力和有动力两种方式;采用开普勒轨道拼接法与双脉冲Lambert算法,建立多次引力辅助转移轨道的参数优化模型;通过广度优先搜索算法对引力辅助行星序列进行穷举,对发射窗口和天体间转移时间进行离散化网格搜索,每一步网格搜索后均采用合理的定界剪枝方法,减少后续计算量。这种全局搜索方法不需要提前指定引力辅助行星序列,并可得到对应不同飞行时间以及不同引力辅助次数的搜索结果,获得若干多天体引力辅助转移轨道初步结果,为进一步局部优化设计奠定基础。文章给出几组全局搜索算例,得到从地球到火星、木星和土星的多次引力辅助转移轨道,验证了全局搜索方法的有效性。     

精密定轨中三类经验加速度的有效建模方法

根据瞬时速度脉冲、逐段常量经验加速度和周期性摄动加速度模型的特点,分别给出敏感矩阵的有效计算方法,以及最小二乘批处理的设计矩阵和法方程矩阵的分块结构。该建模方法将灵敏度矩阵数值积分规模和存储规模降为O(n),而传统方法为O(n 2)。应用GRACE-A星载GPS观测数据对法方程的计算效率测试,结果表明：对于瞬时速度脉冲和逐段常量经验加速度模型,当采用伪距观测量时,法方程构建效率提高1倍;当采用伪距加载波相位观测量时,效率提高3.5倍。对于周期性摄动加速度模型,效率没有明显提高,主要原因在于模型参数较少,矩阵分块建模方法的优越性尚未体现。     

持续推进地球轨道转移的直接优化方法(英文)

对于一大类时间最省(单次推进)和燃料最省(多次推进)的中等推力水平持续推进地球轨道转移问题,本文给出了一种系统的直接优化方法。首先,对于具有倾角和偏心率的目标轨道,我们介绍了一种惯性坐标转换方法得到更具一般性的末端约束条件。这个转换避免了逆行赤道轨道对春分点轨道根数引起的奇异,同时也提高了求解优化问题的收敛性。多次打靶法在本文中也得到了应用,给出了针对不同形式的轨道转移如何分配多次打靶变量的方法。基于惯性坐标转换和多次打靶法,最优控制问题转换为利用非线性规划法求解的参数优化问题。本文给出了单次推进时间最省以及多达12次推进燃料最省的轨道转移仿真结果,所有收敛结果均以简单定义的初值迭代得到。最后,我们讨论了利用模型预测控制进行自主制导的潜在方案。     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。